DE3711197A1

DE3711197A1 - SWIVEL JET ENGINE FOR SHORT OR VERTICAL STARTING AIRCRAFT

Info

Publication number: DE3711197A1
Application number: DE19873711197
Authority: DE
Inventors: Gary Frank Szuminski; Douglas John Nightingale
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1986-04-08
Filing date: 1987-04-02
Publication date: 1987-10-22
Anticipated expiration: 2007-04-03
Also published as: GB8706450D0; JPS62243949A; FR2596809B1; GB2188885B; JPH063146B2; JPS62240434A; FR2596809A1; DE3711197C2; US4713935A; GB2188885A

Description

Die Erfindung betrifft ein Schwenkdüsentriebwerk für Flugzeuge mit Kurz- oder Vertikalstart- bzw. -Landefähigkeit (VTOL-Flugzeuge). Ein solches Flugzeug ist beispielsweise das Harrier-VTOL-Flugzeug von Britisch Aerospace PLC.The invention relates to a swivel jet engine for Aircraft with short or vertical take-off or landing ability (VTOL aircraft). Such an aircraft is for example the British Aerospace PLC Harrier VTOL aircraft.

Die Erfindung bezieht sich insbesondere auf eine Schwenk düse für den Einsatz bei einer Triebwerks- und Flugzeug rumpfkonfiguration, die erfordert, daß die Düse bei Nicht gebrauch außerhalb des Luftstroms und innerhalb der Flug zeugaußenkontur untergebracht werden kann.The invention particularly relates to a swivel nozzle for use in an engine and aircraft fuselage configuration, which requires that the nozzle not use outside of airflow and within flight outer mold contour can be accommodated.

Das allgemein bekannte, für den Unterschallbereich aus gelegte Harrier-VTOL-Flugzeug weist zwei hintereinander angeordnete Schwenkdüsenpaare mit jeweils zwei beiderseits des Rumpfes angeordneten Schwenkdüsen auf. Die beiden vorderen Schwenkdüsen erzeugen Schub durch Ausstoßen eines Teils des von einem Verdichter des Triebwerks gelieferten verdichteten Luftstroms in die Außenluft, und die beiden hinteren Schwenkdüsen erzeugen Schub durch Ausstoßen des Abgasstroms aus dem Innentriebwerk in die Außenluft.The well-known, for the subsonic area laid Harrier VTOL plane has two in a row arranged swivel nozzle pairs, each with two on both sides of the fuselage arranged swivel nozzles. The two Front swivel nozzles generate thrust by ejecting one Part of that supplied by an engine compressor compressed air flow into the outside air, and the two rear swivel nozzles generate thrust by ejecting the Exhaust gas flow from the internal engine into the outside air.

Ein Vertikalschub wird im Betrieb dadurch erzeugt, daß alle vier Schwenkdüsen nach unten gerichtet sind, so daß der vom Triebwerk erzeugte Schub zum Anheben des Flugzeug gewichts benutzt wird. Beim Vorwärtsflug zeigen alle vier Schwenkdüsen nach rückwärts, so daß der Schub zum Vortrieb des Flugzeugs ausgenutzt wird.A vertical thrust is generated during operation in that all four swivel nozzles are directed downwards so that the thrust generated by the engine for lifting the aircraft weight is used. All four show in forward flight Swivel nozzles backwards so that the thrust for propulsion of the aircraft is being exploited.

Bei Überschallgeschwindigkeiten würden die eben beschriebenen Schwenkdüsen die Flugleistungsfähigkeit des Flugzeugs stark beeinträchtigen. Die Schwenkdüsen würden dann aufgrund ihrer Lage als bremsende Luftwiderstände wirken und daher die Vortriebsgeschwindigkeit und die Flug eigenschaften des Flugzeugs erheblich beeinträchtigen.At supersonic speeds, they would described swivel nozzles the flight performance of the Aircraft. The swivel nozzles would then due to their location as braking drag act and therefore the propulsion speed and the flight significantly affect the properties of the aircraft.

Es ist allgemein bekannt, daß die hinteren Düsen eines VTOL-Flugzeugs so ausgebildet werden können, daß der Wider standseffekt bei hohen Fluggeschwindigkeiten überwunden werden kann, beispielsweise durch Einbeziehung der Düsen in die Außenkonturen des Flugzeugrumpfes derart, daß sie anstatt an den Rumpfseiten am hinteren Ende des Flugzeugs angeordnet sind. Jedoch ist es außerordentlich schwierig, dieses Widerstandsproblem bei den vorderen Schwenkdüsen zu bewältigen, da es im Betrieb natürlich notwendig ist, diese Düsen außerhalb der fließenden Rumpfkonturen des Flug zeugs und in den Luftstrom hineinragend anzuordnen.It is well known that the rear nozzles are one VTOL aircraft can be trained so that the counter stand effect at high flight speeds overcome can be, for example, by including the nozzles in the outer contours of the fuselage so that they rather than on the fuselage sides at the rear of the aircraft are arranged. However, it is extremely difficult this resistance problem with the front swivel nozzles to cope with, since it is of course necessary in operation, these nozzles outside the flowing fuselage contours of the flight to arrange stuff and protrude into the air flow.

An zukünftige Generationen von VTOL-Flugzeugen wird auch die Forderung nach Überschallflugfähigkeit gestellt. Solche Flugzeuge könnten mit einem Triebwerk mit zwei Ver dichtern (Gebläsen) ausgerüstet werden, wobei ein vorderer Verdichter bzw. Gebläse einen Luftstrom entweder zu den vorderen Schwenkdüsen oder zum dahinterliegenden Verdichter oder Gebläse eines Basistriebwerks erzeugt.To future generations of VTOL aircraft also demand for supersonic flight capability. Such aircraft could be powered by a twin engine poets (blowers) are equipped, one in front An air flow either to the compressor or blower front swivel nozzles or to the compressor behind or fan of a base engine.

Bei Vertikal- oder Kurzstart- oder -Landevorgängen oder beim Vorwärtsflug mit niedriger (Unterschall-) Geschwindig keit ist es wünschenswert, das Triebwerk in einer Parallel strombetriebsart zu betreiben, wobei der vom vorderen Gebläse des Triebwerks kommende Luftstrom durch die vorderen Schwenkdüsen ausgestoßen wird, ähnlich wie dies bei dem bekannten Pegasus-Triebwerk der Fall ist. Dies bietet den Vorteil einer zweckmäßigen Ausbalancierung des Flugzeugs über den Schub der vorderen Düsen im Vertikalstart- oder Lande betrieb. Die Parallelstrombetriebsart bei niedrigen Vor wärtsfluggeschwindigkeiten ergibt auch einen höheren Trieb werkswirkungsgrad in Bezug auf den Schub, was durch das hohe Volumen des vom Frontgebläse erzeugten Luftdurchsatzes bedingt ist, der das Basistriebwerk umgeht und durch die vorderen Schwenkdüsen austritt, also aufgrund eines hohen Beipaßverhältnisses.For vertical or short take-off or landing processes or when flying forward at low (subsonic) speed It is desirable to keep the engine in parallel to operate current mode, the one from the front Blower of the engine airflow coming through the front Swiveling nozzles are ejected, similar to this known Pegasus engine is the case. This offers the Advantage of appropriate balancing of the aircraft over the thrust of the front jets in vertical takeoff or landing business. The parallel flow mode at low forward forward flight speeds also result in a higher drive factory efficiency in terms of the thrust caused by that high volume of air flow generated by the front fan is caused by bypassing the base engine and by the front swivel nozzles emerges, i.e. due to a high Bypass ratio.

Bei hoher Vorwärtsfluggeschwindigkeit bzw. beim Über schallflug ist es wünschenswert, das Triebwerk in einer Reihenstrombetriebsart zu betreiben, wobei der vom Front gebläse des Triebwerks kommende verdichtete Luftstrom mittels eines Ventils aus den Frontdüsen zum hinteren Gebläse bzw. zum Verdichter des Basistriebwerks umgelenkt wird. Dies erzeugt einen Aufladungseffekt auf das Basistriebwerk, das wiederum den Heckdüsenschub erhöht, um den Schubverlust der Frontdüsen zu kompensieren. Die Reihenstrombetriebsart erzeugt bei diesen höheren Vorwärtsfluggeschwindigkeiten eine Steigerung des Triebwerkswirkungsgrades bezüglich des Schubs durch Verringerung des Strömungsdurchsatzes des Front gebläses, welches das Basistriebwerk umströmt (niedriges Beipaßverhältnis).At high forward flight speeds or when over schallflug it is desirable to have the engine in one Operate series current mode, the one from the front Blower of the engine coming by means of compressed air flow a valve from the front nozzles to the rear blower or is redirected to the compressor of the base engine. This creates a boost effect on the base engine that in turn increases the rear nozzle thrust to the thrust loss of the front nozzles to compensate. The series current mode generated at these higher forward flight speeds an increase in engine efficiency with respect to Thrust by reducing the flow throughput of the front blown, which flows around the base engine (low Bypass ratio).

In der Reihenstrombetriebsart werden die vorderen Düsen nicht mehr durchströmt und sind daher für die Vortriebser zeugung wirkungslos. Daher ist es wünschenswert, diese vor deren Düsen in eine innerhalb der Flugzeugaußenkonturen liegende Stellung zurückziehen bzw. verstauen zu können, um den Widerstand zu vermeiden, den sie bei einem weiteren Hinausragen in den Luftstrom verursachen würden.In the series flow mode, the front nozzles no longer flowed through and are therefore for the propulsion generation ineffective. Therefore, it is desirable to do this before their nozzles into one inside the aircraft's outer contours to be able to withdraw or stow lying position in order to to avoid the resistance they face to another Protruding into the airflow.

Bei dem oben beschriebenen Triebwerk handelt es sich im wesentlichen um ein Tandemgebläse-Triebwerk, d.h. die Ver dichteranordnung umfaßt zwei Verdichter, die entweder im Reihenstrombetrieb oder in einem Parallelstrombetrieb arbei ten, wie oben beschrieben. Es ist jedoch klarzustellen, daß Düsen nach der Erfindung mit jeder beliebigen Triebwerksaus legung eingesetzt werden können, die eine Ventileinrichtung aufweist, mit welcher der Zustrom zu den vorderen Düsen unterbrochen werden kann, um die vorderen Düsen außer Betrieb zu setzen und verstauen zu können. Dabei braucht die Ventil einrichtung nicht als Strömungsumschaltventil in der oben beschriebenen Weise ausgebildet zu sein.The engine described above is in the essentially a tandem fan engine, i.e. the ver sealing arrangement comprises two compressors, either in Series current operation or in a parallel current operation as described above. However, it should be made clear that Nozzles according to the invention with any engine can be used, the valve device with which the inflow to the front nozzles can be interrupted to shut down the front nozzles to be able to put and store. The valve needs it not as a flow switch valve in the above described to be trained.

Fig. 11 zeigt schematisch eine alternative Triebwerks konfiguration mit Düsen, die gemäß der Erfindung ausgebildet und angeordnet sind. Fig. 11 shows schematically an alternative engine configuration with nozzles, which are designed and arranged according to the invention.

Bei Flugzeugen der oben beschriebenen Bauart ergäben sich beträchtliche Vorteile hinsichtlich des Widerstands, wenn die vorderen Düsen nur bei Gebrauch in den freien Luft strom ragen würden.For aircraft of the type described above would result significant advantages in terms of resistance, if the front nozzles are only used in the open air would stand out.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Gas turbinen-Flugzeugtriebwerk mit Schwenkdüsen zu schaffen, die nur zum Gebrauch in den Luftstrom ausfahrbar und bei Nichtgebrauch innerhalb der Flugzeugaußenkontur unterbring bar sind.The invention is therefore based on the object of a gas to create turbine aircraft engine with swivel nozzles which can only be extended and used in the air flow Place not in use within the aircraft outer contour are cash.

Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung durch das im Anspruch 1 gekennzeichnete Schwenkdüsentriebwerk gelöst.This object is achieved according to the invention by the Claim 1 characterized swivel jet engine solved.

Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegen stand der Unteransprüche.Advantageous embodiments of the invention are counter stood the subclaims.

Die Erfindung wird nachstehend unter Bezugnahme auf die anliegenden Zeichnungen beispielsweise mehr im einzelnen beschrieben. In den Zeichnungen zeigt: The invention is described below with reference to the attached drawings, for example, in more detail described. In the drawings:

Fig. 1 In Frontansicht ein Flugzeug mit einem Schwenkdüsentriebwerk nach der Erfindung, Fig. 1 a front view of an aircraft with a swivel jet engine according to the invention,

Fig. 2 eine schematische Draufsicht auf ein Tandemgebläse-Triebwerk, das sich für einen Einsatz in der erfindungsgemäßen Anordnung eignet, Fig. 2 is a schematic plan view of a tandem fan engine that is suitable for use in the inventive arrangement,

Fig. 3 einen Schnitt in der Ebene A-A in Fig. 1 durch eine verstaute vordere Schwenkdüse, Fig. 3 shows a section in the plane AA in Fig. 1 by a stowed front swiveling nozzle,

Fig. 4 die in Fig. 3 gezeigte verstaute Schwenkdüse in Seitenansicht, gesehen in Richtung des Pfeils B in Fig. 3, Fig. 4 shows the stowed swiveling nozzle shown in Fig. 3 in side view as seen in the direction of arrow B in Fig. 3,

Fig. 5 einen Schnitt, wiederum in der Ebene A-A in Fig. 1 einer vorderen Schwenkdüse in ausgefahrener Stellung, Fig. 5 is a section, again in the plane AA in Fig. 1 a front swiveling nozzle in the extended position,

Fig. 6 einen Schnitt längs der Linie E-E in Fig. 5 durch die in die Vertikal schubposition geschwenkte vordere Schwenkdüse und durch das Strömungs umlenkventil, Fig. 6 shows a section along the line EE in Fig. 5 by the in the vertical thrust position pivoted front swiveling nozzle and diverter valve through the flow,

Fig. 7 in Seitenansicht die ausgefahrene und in der Horizontalschubstellung stehende vordere Schwenkdüse, in Richtung des Pfeils C in Fig. 5 gesehen, Fig. 7 is a side view of the extended and stationary in the horizontal thrust position swiveling front, seen in the direction of the arrow C in Fig. 5,

Fig. 8 eine Schnittdarstellung der in der Horizontalschubstellung befindlichen Schwenkdüse und einer Verkleidungs klappe aus der Ebene D-D in Fig. 5, Fig. 8 is a sectional view of the swiveling nozzle located in the horizontal thrust position and a Panel flap out of the plane DD in Fig. 5,

Fig. 9 eine Ansicht der in der Horizontal schubstellung befindlichen Schwenk düse in Richtung des Pfeils F in Fig. 5, Fig. 9 is a view of the swivel slide position located in the horizontal nozzle in the direction of arrow F in Fig. 5,

Fig. 10 einen Schnitt durch eine in der Horizontalschubstellung befindliche vordere Schwenkdüse mit einem gegen über der Darstellung in Fig. 5 etwas abgeändertem Eintrittsbereich, Fig. 10 is a section through which is integrated in the horizontal thrust position front with a swiveling nozzle relative to the illustration in Fig. 5 something abgeändertem inlet region

Fig. 11 eine schematische Darstellung einer alternativen Triebwerkskonfiguration, bei welcher die Erfindung anwendbar ist, und Fig. 11 is a schematic representation of an alternative engine configuration in which the invention is applicable, and

Fig. 12 im Querschnitt die in Fig. 10 darge stellte Ventileinrichtung in der Ebene S-S in Fig. 10. Fig. 12 in cross-section in Fig. 10 Darge provided valve means in the plane SS in Fig. 10.

Gemäß Fig. 1 ist ein Flugzeug 10 mit einem Schwenkdüsen triebwerk ausgerüstet, das zwei vordere Schwenkdüsen 12 a und 12 b aufweist, die beiderseits des Flugzeugrumpfes 14 angeordnet sind.Referring to FIG. 1, an aircraft is equipped with a pivot engine nozzles 10, the two front pivot nozzles 12 a and 12 b having disposed on both sides of the aircraft fuselage fourteenth

Dabei ist in Fig. 1 die eine Schwenkdüse 12 a in ihrer Vorwärtsschubstellung dargestellt, während die andere Schwenk düse 12 b in der Vertikalschubstellung gezeichnet ist. Jeder Schwenkdüse ist eine nachstehend noch im einzelnen beschrie bene Verkleidungsklappe 16 zugeordnet, die zum Schutz des Rumpfes 14 vor dem aus der betreffenden Schwenkdüse aus tretenden Luftstrahl dient. Ein Hauptlufteinlauf 18 und ein Hilfseinlauf 20 sind zur Luftzufuhr zu einem ersten Axial verdichter (Gebläse) und einem zweiten Axialverdichter (Gebläse) des in Fig. 2 schematisch dargestellten Trieb werks vorgesehen.The a swiveling nozzle 12 a in Fig. 1 shown in its forward thrust position, while the other pivoting nozzle 12 b is drawn in the vertical thrust position. Each swivel nozzle is assigned a trim flap 16 described below in detail, which serves to protect the fuselage 14 from the air jet emerging from the swivel nozzle in question. A main air inlet 18 and an auxiliary inlet 20 are provided for air supply to a first axial compressor (blower) and a second axial compressor (blower) of the engine shown schematically in Fig. 2.

Das in Fig. 2 dargestellte Triebwerk weist, strömungs technisch in Reihe angeordnet, den ersten Axialverdichter 22 (Gebläse), ein Strömungsumschaltventil 24, den zweiten Axialverdichter 26 (Gebläse), eine Brenneinrichtung 28, eine die Verdichter 22 und 26 antreibende Turbine 30, ein Strahl rohr 32 und eine hintere Schwenkdüse 34 auf.The engine shown in FIG. 2, arranged in series in terms of flow technology, has the first axial compressor 22 (blower), a flow changeover valve 24 , the second axial compressor 26 (blower), a combustion device 28 , and a turbine 30 driving the compressors 22 and 26 Beam tube 32 and a rear swivel nozzle 34 .

Das Triebwerk kann in zwei Betriebsarten betrieben werden, nämlich im Reihenstrombetrieb und im Parallelstrom betrieb. In der Reihenstrombetriebsart wird der vom ersten Axialverdichter 22 geförderte Luftstrom in den zweiten Axialverdichter 26 geleitet und bewirkt dessen Aufladung. In der Parallelbetriebsart wird das Umschaltventil 24 benutzt, um den vom ersten Axialverdichter 22 kommenden verdichteten Luftstrom zu den vorderen Schwenkdüsen 12 a und 12 b zu leiten. Zum zweiten Axialverdichter 26 tritt in dieser Betriebsart Luft durch den Hilfslufteinlauf 20 ein.The engine can be operated in two operating modes, namely in series and parallel operation. In the series flow mode, the air flow conveyed by the first axial compressor 22 is conducted into the second axial compressor 26 and causes it to be charged. In the parallel mode, the changeover valve 24 is used to direct the compressed air stream coming from the first axial compressor 22 to the front swivel nozzles 12 a and 12 b . In this operating mode, air enters the second axial compressor 26 through the auxiliary air inlet 20 .

Wie aus den Zeichnungen insgesamt, insbesondere aber aus Fig. 3 hervorgeht, sind die vorderen Schwenkdüsen je weils um eine Achse X-X drehbar in einem Lager 36 montiert, das seinerseits am Ende einer Kaltstrahlkammer 38 montiert ist. Ein schematisch dargestellter Betätigungsantrieb 40 dient bei Bedarf zum Drehantrieb der Schwenkdüse 44 über ein Zahnrad 42, das mit einem Zahnkranz am Außenumfang der Schwenkdüse in Eingriff steht. Die Kaltstrahlkammer 38 ist so angeordnet, daß sie einen Luftstrom vom ersten Axial verdichter 22 über das Umschaltventil 24 erhält, wenn das Triebwerk in der Parallelstrombetriebsart arbeitet.As can be seen from the drawings as a whole, but in particular from FIG. 3, the front swivel nozzles are each rotatably mounted about an axis XX in a bearing 36 , which in turn is mounted at the end of a cold blasting chamber 38 . A schematically illustrated actuation drive 40 is used, if necessary, to drive the swivel nozzle 44 via a gearwheel 42 , which meshes with a ring gear on the outer circumference of the swivel nozzle. The cold blast chamber 38 is arranged to receive an air flow from the first axial compressor 22 via the changeover valve 24 when the engine is operating in the parallel flow mode.

Die Schwenkdüsendrehachse X-X ist mit Bezug auf eine zur Triebwerksachse senkrechte Ebene Z-Z (Fig. 2) und außer dem auch mit Bezug auf eine die Triebwerksachse enthaltende Horizontalebene R-R (Fig. 1) geneigt, um in der Vertikal schubstellung und der Horizontalschubstellung geeignete Strahlaustrittsrichtungen nach unten bzw. nach hinten zu erhalten. Die Strahlaustrittswinkel der vorderen Schwenk düse in der Vertikalschubstellung und der Horizontalschub stellung können verändert werden, um die erforderliche An passung an das jeweilige spezielle Triebwerk und das je weilige Flugzeug herzustellen.The swivel nozzle axis of rotation XX is inclined with respect to a plane ZZ perpendicular to the engine axis ( FIG. 2) and also with reference to a horizontal plane RR ( FIG. 1) containing the engine axis in order to have suitable jet exit directions downward in the vertical thrust position and the horizontal thrust position or to get backwards. The beam exit angle of the front swivel nozzle in the vertical thrust position and the horizontal thrust position can be changed in order to produce the required adaptation to the particular engine and the respective aircraft.

Der innere Strömungskanal der vorderen Schwenkdüsen, der eine Schwanenhalsform hat, liegt innerhalb der Umrisse eines gedachten, schräg abgeschnittenen Zylinders, bzw. Kanals, der sich an die Lagerebene 46 anschließt. Wenn die Schwenkdüse 12 um 180° aus ihrer voll ausgefahrenen Hori zontalschubstellung (Fig. 5) gedreht wird, erlaubt die schräg abgeschnittene Form mit der seitlich bezüglich der Lagerdrehachse versetzten Austrittsebene 45 ein günstiges Verstauen der Schwenkdüse 12 innerhalb der Rumpfkontur (Fig. 3), wobei die Schwenkdüse dann sauber innerhalb der Rumpfkontur liegt. Alternativ dazu erzeugt eine Schwenk düsendrehung um die Lagerachse X-X (Fig. 5) eine konti nuierliche Schubschwenkung aus der voll ausgefahrenen Horizontalschubstellung in die Vertikalschubstellung. Der tatsächliche Drehwinkel, um welchem die Schwenkdüse für den Übergang vom Horizontalschub zum Vertikalschub gedreht werden muß, ist eine Funktion der Strahlaustrittswinkel der Düse in der Vertikalschubstellung und der Horizontal schubstellung und der Spreizwinkel der vorderen Schwenk düsen und kann je nach diesen Winkeln größer als 90° sein.The inner flow channel of the front swivel nozzles, which has a gooseneck shape, lies within the contours of an imaginary, obliquely cut cylinder, or channel, which adjoins the bearing plane 46 . When the swivel nozzle 12 is rotated 180 ° from its fully extended horizontal thrust position ( FIG. 5), the obliquely cut shape with the exit plane 45 offset laterally with respect to the axis of rotation of the bearing allows the swivel nozzle 12 to be conveniently stowed within the fuselage contour ( FIG. 3), the swivel nozzle then lies cleanly within the fuselage contour. Alternatively, a swivel nozzle rotation around the bearing axis XX ( Fig. 5) generates a continuous thrust swivel from the fully extended horizontal thrust position to the vertical thrust position. The actual angle of rotation by which the swivel nozzle must be rotated for the transition from horizontal to vertical thrust is a function of the jet exit angle of the nozzle in the vertical thrust position and the horizontal thrust position and the spreading angle of the front swivel nozzles and, depending on these angles, can be greater than 90 ° be.

Die elliptische Rumpftasche 48, welche die Unterbringung der Schwenkdüse 12 bei Nichtgebrauch und ihre Schwenk bewegung ermöglicht, ist sowohl in der ausgefahrenen Hori zontalschubstellung der Düse als auch bei verstauter Düse 5 verkleidet. Wenn die Schwenkdüse 12 ausgefahren wird, dient eine elliptisch geformte Verkleidungsmanschette 50, die an der Schwenkdüse befestigt ist, das Abdecken und Verkleiden des vorderen Teils der Rumpftasche 48, und der hintere Teil der Rumpftasche 48 wird dann von einer Verkleidungs klappe 16 verkleidet, die bei 52 an der Verkleidungsman schette 50 angelenkt ist.The elliptical fuselage pocket 48 , which allows the accommodation of the swivel nozzle 12 when not in use and its swivel movement, is covered both in the extended horizontal thrust position of the nozzle and when the nozzle 5 is stowed. When the swivel nozzle 12 is extended, an elliptically shaped fairing sleeve 50 , which is attached to the swivel nozzle, serves to cover and cover the front part of the fuselage pocket 48 , and the rear part of the fuselage pocket 48 is then covered by a fairing flap 16 , which at 52 is hinged to the fairing cuff 50 .

Wenn sich die Schwenkdüse in ihrer verstauten Stellung befindet, wird der vordere Teil der Rumpftasche 48 durch einen Verkleidungsabschnitt 54 verschlossen, der als ein teiliger Bestandteil der Verkleidungsmanschette 50 ausge bildet ist. Der hintere Teil der Rumpftasche 48 wird wieder um von der Verkleidungsklappe 16 verschlossen.When the swivel nozzle is in its stowed position, the front part of the fuselage pocket 48 is closed by a trim section 54 , which forms part of the trim sleeve 50 . The rear part of the fuselage pocket 48 is closed again by the trim flap 16 .

Beim Drehen der Schwenkdüse aus ihrer verstauten Stellung in ihre ausgefahrene Stellung verdeckt die Ver kleidungsklappe 16, die sich zusammen mit der Schwenkdüse 12 dreht, zunächst die Düsenaustrittsebene 45. Wenn die Schwenkdüse ihre voll ausgefahrene Stellung erreicht und das Strömungsumschaltventil 24 in seine Stellung bewegt wird, in welcher ein Luftstrom vom ersten Axialverdichter 22 in die Kaltstrahlkammer 38 eintritt, wird die Verkleidungs klappe 16 durch den Verdichterluftdruck nach hinten in eine Position geschwenkt, in welcher sie wieder den hinteren Teil der Rumpftasche 48 verkleidet. Ein ähnlicher Vorgang erfolgt beim Drehen der ausgefahrenen Schwenkdüse in ihre verstaute Position. Wenn die Schwenkdüse ihre Stauposition erreicht, ragt die Verkeidungsklappe 16 in den freien Luft strom hinein. Bei hinreichender Flugzeuggeschwindigkeit schwenkt dann wiederum der Strömungsdruck des freien Luft stroms die Verkleidungsklappe 16 nach hinten, so daß sie den hinteren Teil der Rumpftasche 48 verkleidet. Ein Sprung werk mit zwei federbelasteten Zugstreben 56, die jeweils über ein Gelenk 58 in einer die Lagerdrehachse X-X ent haltenden Ebene an der Schwenkdüse 12 und jeweils an einer Stelle 60 an der Klappe 16 angelenkt sind und jeweils inte grierte Dämpfer enthalten, wirken sowohl in der ausgefahrenen Düsenstellung als auch in der verstauten Düsenstellung als Bewegungsbegrenzer und Stabilisatoren für die Klappe 16 im Falle von Strömungsdruckschwankungen.When rotating the swivel nozzle from its stowed position to its extended position, the cover flap 16 , which rotates together with the swivel nozzle 12 , initially covers the nozzle exit plane 45 . When the swivel nozzle reaches its fully extended position and the flow switching valve 24 is moved into its position in which an air flow from the first axial compressor 22 enters the cold blasting chamber 38 , the trim flap 16 is swung backwards by the compressor air pressure into a position in which it again clad the rear part of the fuselage pocket 48 . A similar process occurs when the extended swivel nozzle is turned to its stowed position. When the swivel nozzle reaches its stowed position, the trim flap 16 projects into the free air stream. With sufficient aircraft speed, then again the flow pressure of the free air stream swings the fairing flap 16 to the rear so that it covers the rear part of the fuselage pocket 48 . A jump mechanism with two spring-loaded tension struts 56 , each of which is articulated via a joint 58 in a plane containing the axis of rotation XX at the swivel nozzle 12 and each at a point 60 on the flap 16 and each contain integrated dampers, act both in the extended nozzle position as well as in the stowed nozzle position as a movement limiter and stabilizers for the flap 16 in the event of fluctuations in flow pressure.

Außerdem ist eine Übergangsklappe 62 vorgesehen, um den äußeren Luftstrom bei ausgefahrenen Schwenkdüse 12 um diese herumzulenken. Bei dieser Übergangsklappe handelt es sich um ein einfaches rampenförmiges Bauteil mit Seiten wänden 64, das an seinem vorderen Ende 66 an der Rumpfwand angelenkt ist. Zum Ausfahren der Schwenkdüse wird zunächst die Übergangsverkleidung 62 in ihre ausgefahrene Stellung bewegt, die in Fig. 5 dargestellt ist, um die Schwenk düse 12 und die Verkleidungsbauteile 16, 50 und 54 bei der Schwenkdüsendrehung nicht zu behindern. Beim Einfahren der Schwenkdüse in ihre verstaute Stellung bleibt die Übergangs verkleidung 62 ausgefahren, bis die Schwenkdüse 12 voll ständig in ihre Staustellung gebracht worden ist und auch die Verkleidungsbauteile 16, 50 und 54 ihre entsprechende Position eingenommen haben. Sodann wird die Übergangsver kleidung 62 eingezogen und greift dann in einen Ausschnitt des Verkleidungsabschnitts 54 ein, so daß sie bündig mit dem Verlauf der Rumpfaußenfläche 14 liegt. Zur Bewegung der Übergangsverkleidung 62 zwischen ihrer eingezogenen Stellung und ihrer ausgefahrenen Stellung dient ein Betäti gungsantrieb 70 mit Kugelumlaufgetriebe oder dgl.In addition, a transition flap 62 is provided in order to direct the external air flow around it when the swivel nozzle 12 is extended. This transition flap is a simple ramp-shaped component with side walls 64 , which is articulated at its front end 66 on the fuselage wall. To extend the swivel nozzle, the transition cover 62 is first moved into its extended position, which is shown in Fig. 5, in order not to hinder the swivel nozzle 12 and the trim components 16 , 50 and 54 in the swivel nozzle rotation. When retracting the swivel nozzle in its stowed position, the transition panel 62 remains extended until the swivel nozzle 12 has been completely brought into its stowed position and the cladding components 16 , 50 and 54 have assumed their corresponding position. Then, the clothing Übergangsver 62 drawn in and then engages in a cutout of the covering portion 54 so that it lies flush with the profile of the hull outer surface fourteenth To move the transition cover 62 between its retracted position and its extended position, an actuation drive 70 with a ball screw or the like is used.

Es ist klar, daß die Verkleidungsklappe 16 durch irgend welche andere geeignete Verkleidungsmittel wie beispiels weise eine Schiebeplatte oder dgl. ersetzt werden kann, welche die Schwenkdüse 12 nach Bedarf verdeckt oder frei gibt. Eine solche Schiebeplatte kann stromab der Schwenk düse 12 angeordnet und axial verschiebbar sein, um die Schwenkdüse 12 zu verdecken oder freizugeben, oder sie könnte oberhalb oder unterhalb der Schwenkdüse 12 angeordnet und mit Bezug auf den Flugzeugrumpf in Umfangsrichtung ver schiebbar sein, um die Schwenkdüse 12 zu verdecken oder freizugeben.It is clear that the cover flap 16 can be replaced by any other suitable covering means such as a slide plate or the like, which covers or releases the swivel nozzle 12 as required. Such a slide plate can downstream of the pivoting nozzle 12 disposed to be axially displaceable, to collapse or release the swiveling nozzle 12, or it could be arranged above or below the swiveling nozzle 12 and be ver slidable with respect to the aircraft fuselage in the circumferential direction to the swiveling nozzle 12 to cover up or release.

Außerdem ist es natürlich möglich, die vorderen Schwenk düsen 12 auch in ihrer verstauten Position in Betrieb zu setzen, um einen Umkehrschub bzw. eine Schubumlenkung beim Ausrollen oder sogar beim Vorwärtsflug mit hoher Geschwin digkeit herbeizuführen.In addition, it is of course possible to put the front swivel nozzles 12 into operation in their stowed position in order to bring about a reverse thrust or a thrust deflection when coasting or even when flying forward at high speed.

Aus Fig. 10 ist erkennbar, daß der Eintrittsbereich 98 der Schwenkdüse so verändert werden kann, daß er auf einer Seite der Schwenkdüsendrehachse X-X liegt. Diese Anordnung kann in Verbindung mit einem Plattenventil Anwendung finden, welches die Schwenkdüse in ihrer verstauten Stellung ver schließt und in der ausgefahrenen Düsenstellung freigibt. Ein solches Plattenventil ist in Fig. 12 beschrieben und nachstehend im einzelnen beschrieben.From Fig. 10 it can be seen that the entry area 98 of the swivel nozzle can be changed so that it lies on one side of the swivel nozzle axis of rotation XX . This arrangement can be used in conjunction with a plate valve, which closes the swivel nozzle in its stowed position and releases it in the extended nozzle position. Such a plate valve is described in Fig. 12 and described in detail below.

In Fig. 11 ist eine alternative Triebwerksauslegung dargestellt, die einen ersten Verdichter 22 und einen zweiten Verdichter 24, eine Brenneinrichtung 28, eine Turbine 30, ein Strahlrohr 32, eine hintere Schwenkdüse 34 und einen Beipaßkanal 100 aufweist. Drei alternative Möglichkeiten des Verschließens der vorderen Schwenkdüsen sind bei 102, 104 und 106 dargestellt. Die erste Einrichtung 102 weist eine Hülse oder Platte auf, die nach Bedarf mittels eines Betätigungsantriebs 108 über den Einlaß der vorderen Schwenk düsen 12 geschoben wird, wenn der Eintritt von verdichteter Luft aus dem ersten Axialverdichter 22 in die vorderen Schwenkdüsen versperrt werden soll. Soll der Luftstrom in die Schwenkdüsen 12 eintreten, wird die Hülse oder Platte vom Einlaß der Schwenkdüsen 12 wegbewegt. Die zweite Ein richtung weist eine Klappe 104 oder dgl. auf, die der Aus trittsebene 45 der vorderen Schwenkdüsen 12 zugeordnet ist und mittels eines Betätigungsantriebs 110 zwischen einer Stellung, in welcher sie den Düsenauslaß verschließt, und einer Freigabestellung schwenkbar ist. Die dritte Einrichtung weist eine Verschlußplatte 106 auf, die in Verbindung mit einer Schwenkdüse der in Fig. 10 gezeigten Art eingesetzt werden kann. Die Verschlußplatte 106 sitzt im Bereich der Lagerebene 46 und weist eine am besten aus Fig. 12 ersicht liche Durchtrittsöffnung 112 auf, die auf der stromauf wärtigen Seite der Drehachse X-X gelegen ist, so daß diese Öffnung sich mit dem Einlaß der Schwenkdüse 114 (Fig. 10) in deren ausgefahrener Stellung deckt, aber von einem Blind bereich der Schwenkdüse 114 in deren verstauter Stellung (in Fig. 12 gestrichelt dargestellt) verschlossen ist, so daß keine verdichtete Luft in die Schwenkdüse 12 eintritt. FIG. 11 shows an alternative engine design which has a first compressor 22 and a second compressor 24 , a combustion device 28 , a turbine 30 , a jet pipe 32 , a rear swivel nozzle 34 and a bypass duct 100 . Three alternative ways of closing the front swivel nozzles are shown at 102, 104 and 106 . The first device 102 has a sleeve or plate which is pushed as required by means of an actuating drive 108 over the inlet of the front swivel nozzles 12 when the entry of compressed air from the first axial compressor 22 into the front swivel nozzles is to be blocked. If the air flow is to enter the swivel nozzles 12 , the sleeve or plate is moved away from the inlet of the swivel nozzles 12 . The second direction has a flap 104 or the like. Which is assigned to the exit plane 45 of the front swivel nozzles 12 and by means of an actuating drive 110 between a position in which it closes the nozzle outlet and a release position. The third device has a closure plate 106 which can be used in connection with a swivel nozzle of the type shown in FIG. 10. The closure plate 106 is located in the region of the bearing plane 46 and has a passage opening 112 which is best seen in FIG. 12 and which is located on the upstream side of the axis of rotation XX , so that this opening coincides with the inlet of the swivel nozzle 114 ( FIG. 10) covers in their extended position, but is closed by a blind area of the swivel nozzle 114 in its stowed position (shown in dashed lines in FIG. 12), so that no compressed air enters the swivel nozzle 12 .

Des weiteren ist das Triebwerk mit einer Einrichtung zum Verschließen des Beipaßkanals 100 dargestellt, die schematisch in Form von Klappen 120 dargestellt ist. Diese Klappen 120 sind durch einen Betätigungsantrieb 122 zwischen einer ersten Stellung, in welcher sie den Auslaß 124 des Beipaßkanals 100 freigeben, und einer zweiten Stellung 120 a bewegbar, in welcher sie den Beipaßkanal 100 verschließen.Furthermore, the engine is shown with a device for closing the bypass channel 100 , which is shown schematically in the form of flaps 120 . These flaps 120 are movable by an actuating drive 122 between a first position in which they release the outlet 124 of the bypass channel 100 and a second position 120 a in which they close the bypass channel 100 .

Zwei Betriebsarten des Triebwerks sind möglich. In der ersten Betriebsart werden die vorderen Schwenkdüsen 12 mittels der jeweils vorgesehenen Einrichtung 102, 104 oder 106 verschlossen und der Beipaßkanal bleibt offen, so daß ein Teil der vom ersten Axialverdichter geförderten Luft durch den Beipaßkanal 100 wieder in die Außenluft austritt und das Triebwerk als Beipaßtriebwerk arbeitet. In der zweiten Betriebsart ist der Beipaßkanal 100 mittels der Klappen 120 verschlossen und die vorderen Schwenkdüsen sind geöffnet, so daß ein Teil der Luft vom ersten Axialver dichter durch die vorderen Schwenkdüsen 12 in die Außen luft austritt.Two operating modes of the engine are possible. In the first operating mode, the front swivel nozzles 12 are closed by means of the device 102 , 104 or 106 provided in each case and the bypass duct remains open, so that part of the air conveyed by the first axial compressor exits into the outside air through the bypass duct 100 and the engine as a bypass engine is working. In the second mode of operation, the bypass channel 100 is closed by means of the flaps 120 and the front swivel nozzles are opened, so that part of the air from the first Axialver denser exits air through the front swivel nozzles 12 .

Claims

1. Swivel jet engine for fuselage installation in a flight, with at least one front swivel nozzle which is fed with compressed air from the engine compressor, a valve device for selectively releasing or shutting off the air supply to the front swivel nozzle, and at least one rear swivel nozzle which works with the engine exhaust gas flow is fed, characterized in that the axis of rotation ( X ) of the front swivel nozzle ( 12 ) is inclined with respect to a plane perpendicular to the engine axis ( H ) (Z) , that further the outlet ( 45 ) of the front swivel nozzle with respect to the Axis of rotation ( X ) of this swivel nozzle is arranged, and that the front swivel nozzle ( 12 ) is rotatable between an extended position in which it protrudes from the fuselage contour and a stowed position in which it is formed in a pocket formed in the fuselage ( 48 ) lies.

2. Swivel jet engine according to claim 1, characterized in that the axis of rotation ( X ) of the front swivel nozzle ( 12 ) is also inclined with respect to a plane containing the engine axis ( H ) (R) .

3. swivel jet engine according to claim 1 or 2, characterized in that the valve device ( 24 ) between two aerodynamically arranged one behind the other compressors ( 22 , 26 ) is arranged and the valve device optionally air from the first compressor ( 22 ) to the second Ver compressor ( 26 ) or from the first compressor ( 22 ) into the front swivel nozzle ( 12 ).

4. Swivel jet engine according to claim 3, characterized in that the second compressor ( 26 ) is fed by an auxiliary air inlet ( 20 ) when the Ventilein device ( 24 ) conducts air from the first compressor ( 22 ) into the front swivel nozzle ( 12 ).

5. Swivel jet engine according to claim 1, characterized in that the front swivel nozzle ( 12 ) with an area between two fluidically arranged compressors ( 22 , 26 ) is located in connection and in that the valve device ( 106 ) is arranged at the inlet of the front swivel nozzle and when the swivel nozzle is in the stowed position, the nozzle inlet closes and releases it when the swivel nozzle is extended.

6. Swivel jet engine according to claim 5, characterized in that the valve device ( 106 ) is arranged in or near the plane of the rotary bearing ( 36 ) of the front swivel nozzle ( 12 ).

7. Swivel jet engine according to claim 1, characterized in that the front swivel nozzle ( 12 ) with an area between two fluidically arranged compressors ( 22 , 26 ) located in connection area and the valve device ( 104 ) is arranged at the outlet of the front swivel nozzle and at in the stowed position, the swivel nozzle closes the nozzle outlet and releases it when the swivel nozzle is extended.

8. swivel jet engine according to claim 1, characterized in that two fluidically arranged compressors ( 22 , 26 ) are provided and the first compressor ( 22 ) promotes air to the second compressor ( 26 ) and in a bypass channel ( 100 ), and that the front Swivel nozzle ( 12 ) with an outlet opening ( 98 ) in the bypass duct wall in connection and the valve device ( 106 ) at this outlet opening ( 98 ) of the bypass duct wall ( 100 ) is arranged, and that also a closure device ( 120 ) for closing the bypass duct ( 100 ) is provided when the front swivel nozzle ( 12 ) is in operation.

9. Swivel jet engine according to claim 1, characterized in that a lining ( 16 , 54 ) for closing the fuselage pocket ( 48 ) is provided both when the front swivel nozzle is extended ( 12 ) and when the swivel nozzle is stowed.

10. Swivel jet engine according to claim 9, characterized in that the lining ( 16 , 54 ) a fixed to the swivel nozzle ( 12 ) arranged lining element ( 54 ) for closing the front region of the fuselage pocket ( 48 ) when the swivel nozzle is fully extended or stowed, and one Movable second cladding element ( 16 ) which serves to close the rear part of the fuselage pocket ( 48 ) both in the extended and in the stowed state of the swivel nozzle.

11. Swivel jet engine according to claim 10, characterized in that the lining ( 16 , 54 ) also has a ramp-like movable lining element ( 62 ) which is arranged in front of the front swivel nozzle ( 12 ) and covers the front region of the swivel nozzle when the swivel nozzle is extended.

12. Swivel jet engine according to claim 10, characterized in that the movable second cladding element ( 16 ) is designed as a flap which is hinged to the downstream edge of the swivel nozzle in the immediate vicinity of the nozzle axis of rotation and which is associated with a device for limiting the swivel angle.

13. Swivel nozzle drive according to claim 10, characterized in that the movable second cladding element ( 16 ) is designed as a sliding plate which is arranged in the region of the rear part of the fuselage pocket ( 48 ).

14. Swivel jet engine according to claim 1, characterized in that the angle by which the axis of rotation of the front swivel nozzle ( 12 ) is inclined relative to the perpendicular plane and the horizontal plane are both substantially the same.

15. Swivel jet engine according to claim 1, characterized in that the front swivel nozzle ( 12 ) can also be put into operation in its stowed position in order to work as a thrust reverser or to destroy the thrust.